". Инженеры гордятся своими разработками и напоминают, что до недавнего времени не было самолетов, способных долететь до космоса без посторонней помощи. Так, например, всемирно известный "Буран" в 1988 году совершил два оборота вокруг Земли. Однако он был отправлен в космическое пространство с помощью ракеты-носителя.

В настоящее время специалисты уверяют, что современные аппараты могут добраться до других планет и без носителей. Новый суборбитальный самолет похож на "Буран", но как уверяет его создатель российский инженер Владимир Денисов, он справится при полете в космос без ракеты-носителя. Аппарат уже получил название МГ-19.

Добавим, инженеры намерены вскоре приступить к созданию МГ-19. Об этом сообщается на сайте ok-inform.ru.

Техническая справка

МГ-19 воздушно-космический самолет. МГ-19 разработан на базе разрабатываемого ранее ВКС М-19.

ВКС М-19 был выполнен по аэродинамической схеме «несущий корпус». Корпус аппарата имел треугольную форму в плане с углом стреловидности по передней кромке 75°.

Такая стреловидность была выбрана из условия сохранения высоких несущих свойств аппарата при малом сопротивлении и аэродинамическом нагреве передних кромок на больших скоростях полета. Носовая часть корпуса имела эллиптические поперечные сечения с соотношением полуосей 1/4.

Миделевое сечение располагалось в точке перехода носовой части корпуса в кормовую, на расстоянии 0,67 длины корпуса от носка. Конфигурация ВКС, выполненного по схеме «несущий корпус», обеспечивала достаточно высокий уровень аэродинамических характеристик.

Так, например, аэродинамическое качество на дозвуке составляло величину порядка -7,0, а на гиперзвуке около 3,0, что подтверждалось экспериментальными исследованиями в ЦАГИ.

Проведенные исследования по определению оптимального облика крылатых космических аппаратов, совершающих горизонтальные взлет и посадку «по-самолетному», показали, что наиболее приемлемой формой многорежимного ВКС, летающего на до-, сверх- и гиперзвуковых скоростях в условиях интенсивного нагрева является форма типа «несущий корпус».

Основным проблемным вопросом создания ВКС М-19 было создание комбинированной силовой установки. На ней, как на главной идее, строилась концепция всего проекта. Схема силовой установки носила элементы новизны, и главное, с чем справились разработчики, это то, что был предложен специальный агрегат (теплообменник), благодаря которому радиоактивный контур был полностью изолирован, что исключало радиационное заражение атмосферы при включении двигателя у земли.

Схема маршевого ЯРД / Изображение: www.testpilots.ru

Десять ДТРДФ / Изображение: www.testpilots.ru

Комбинированная двигательная установка включала в себя:

• маршевый ядерный ракетный двигатель (ЯРД) включая ядерный реактор с радиационной защитой
• десять двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРДФ) с теплообменниками во внутреннем и наружном контурах и с форсажной камерой
• гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД)
• два турбокомпрессора для обеспечения прокачки водорода через теплообменники ДТРДФ
• распределительный узел с турбонасосными агрегатами, теплообменниками и вентилями трубопроводов, системы регулирования подачи топлива.

В качестве топлива для ДТРДФ и ГПВРД использовался водород, он же являлся и рабочим телом в замкнутом контуре ЯРД. Комбинированная двигательная установка ВКС М-19 предполагала поэтапное включение различных типов двигателей в зависимости от режима полета. Работа комбинированной силовой установки ВКС регламентировалась оптимальными режимами работы на всех фазах полета и предусматривала следующие режимы:

1. Режим «взлет» и «начальный разгон» до скоростей, соответствующих числам М=2,5-2,7 на высотах 12-15 км. На этом режиме работает ДТРДФ с подогревом воздуха перед турбиной от замкнутого контура с реактором при включенной форсажной камере.
2. Режим полета «разгон », соответствующий скоростям М=2,7-5,0 на высотах ~ 15 км. На этом режиме работают только ДТРДФ в режиме авторотации с подогревом воздуха на входе в форсажную камеру от замкнутого контура с реактором при включенной форсажной камере. В диапазоне скоростей, соответствующих числам М=3,5-4,5 к ДТРДФ подключаются ГПВРД, которые обеспечивают разгон аппарата до условий полета: высота -50 км, скорость М~16,0.

Основные тактико-технические характеристики

Конструкция	ОКБ ЭМЗ
Обозначение	М-19
Состояние	проект 1974-80 гг.
Тип	воздушно-космический самолет
Экипаж, чел	3-7
Геометрические и массовые характеристики
Длина (без хвостового обтекателя), м	69
Размах крыла, м	50
Высота, м	15,2
Площадь несущей системы, м²	1000
Грузовой отсек:	длина - 15,2 м; ширина - 4,0 м; высота - 4,0 м; объем - 320,0 м³
База шасси, м 41,2	41,2
Колея шасси, м	20,0
Массовые характеристики, т:	стартовая масса - 500; максимальная масса выводимой нагрузки - 40; масса конструкции - 125; масса топлива (жидкий водород) - 220
Силовая установка
Число двигателей	10
Тип двигателей	комбинированная ВРДУ (ДТРДФ + ГПВРД) + ЖРД (ЯРД)
Тяга ВРДУ, кгс	10 х 25 000
Тяга ЯРД, кгс	1 х 320 000
Летно-технические характеристики
Высота опорной орбиты, км	185,0
Боковая дальность при спуске с орбиты, км	4500
Длина разбега, м	2000
Длина пробега, м	3750
Длина ВПП (потребная), м	4000

В отличии от микояновской конструкции МиГ-2000 АНТК им.Туполева продвинулось намного дальше и в случае благоприятного стечения обстоятельств первый в мире ВКС мог появиться уже к 2000 году. Но, как известно, политические события в СССР полностью “похоронили” этот перспективный проект. История Ту-2000 началась ещё в 1970-е годы, когда ОКБ-156, частично в инициативном порядке, приступило к разработке ВКС для нужд армии со стартовой массой порядка 300 тонн. Было предложено несколько проектов, включая довольно оригинальные ...

Так, рассматривалась возможность использования ЖРД на тепловыделяющих элементах, ядерной силовой установки, а также установка плазменных или ионных двигателей. Проекты посчитали интересными, но воплощать их в жизнь не спешили - в те годы военные отдавали большее предпочтение ракетным системам. Катализатором процесса развития советских ВКС послужило появление “Space Shuttle”. После 1981 года работы в этом направлении резко активизировались и спустя три года ОКБ-156 выступило с рядом конкретных технических предложений по созданию авиационно-космической системы на базе одноступенчатого орбитального самолёта. В качестве силовой установки предлагалось использование двигателей на основе ЖРД. Старт мог производится как с земли, так и с самолётов-носителей. В скором времени на рассмотрение поступили проекты с комбинированной силовой установкой (ТРД+ПВРД+ЖРД), один из которых стал прообразом ВКС под индексом “2000” или Ту-2000. Этот вариант был наиболее осуществим при условии решения двух проблем - повышение экономичности и увеличение запаса топлива на старте.

Самолёт “2000” имел схему “бесхвостка” с расположением двигателей под фюзеляжем и треугольным крылом малого удлинения. Все элементы ВКС конструктивно интегрировались вокруг силовой установки, состоявшей из следующих компонентов:

4 ТРД в хвостовой части фюзеляжа;
- основной разгонный ШПВРД (располагался в задней части фюзеляжа);
- 2 ЖРД для маневрирования в безвоздушном пространстве (устанавливались между ТРД).

Столь большое количество двигателей потребовалось для обеспечения максимальной экономичности на различных режимах полёта.

Фюзеляж Ту-2000 большого размера, в основном занят топливными баками с жидким водородом. В носовой част» фюзеляжа расположена кабина экипажа на двух членов экипажа. Система автоматического спасения экипажа обеспечивает спасение от земли до максимальных высот. Носовая часть вместе с кабиной отделяемая и прорабатывалась в двух вариантах: с отделяемой и спасаемой на парашюте кабиной экипажа и катапультируемыми креслами самолетного типа. На экспериментальном ВКС будут использоваться катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части и кабины экипажа.

Дополнительным “пинком” к продвижению проекта послужила информация о ВКС X-30, создаваемом фирмой Rockwell в рамках проекта NASP (National Aero-Space Plane). Учитывая эту ситуацию были изданы постановления правительства СССР от 27 января и 19 июля 1986 о создании аналогичной воздушно-космической системы. Далее, 1 сентября Министерство обороны выпустило техническое задание на одноступенческий многоразовый воздушно-космический самолет (МВКС), который должен был решать военных задач как в атмосфере, так и в ближнем космическом пространстве, а также обеспечить высокоскоростную трансатмосферную межконтинентальную транспортировку.
В конкурсе приняли участия ОБК Туполева, ОКБ Яковлева и НПО “Энергия”, но безусловным фаворитом был конечно же Ту-2000, разработка которого велась больше 10 лет. “Туполевцы” оказались более последовательными и спланировали развитие МВКС в два этапа.

Этап 1 - создание экспериментального самолёта Ту-2000А. Полётная масса этой машины оценивалась в 70-90 тонн, скорость - около М-6 на высоте 30 км. Геометрические размеры: длина - 60 м, размах крыла - 14 м, стреловидность по передней кромке крыла - 70 град.

Этап 2 - здесь имелись варианты: космический бомбардировщик Ту-2000Б, МВКС или пассажирский гиперзвуковой лайнер.

Ту-2000Б проектировался как двухместный бомбардировщик с дальностью 10,000 км и взлетным весом 350 тонн. Шесть двигателей с питанием на жидком водороде должны были обеспечить скорость М=6 на высоте в 30 км.

Ту-2000 в варианте МВКС имел бы стартовый вес 260 тонн, высоту полета более 60 км и скорость от М=15 до М=25 (орбитальная скорость). Полезная нагрузка 8-10 тонн может выводиться на орбиту высотой 200 км.

Проект лайнера не находился тогда в числе приоритетных и его детальная проработка не производилась.

Итак, в закату Советского Союза и его военно-промышленного комплекса работы по Ту-2000А велись в полном объёме. Конечно, “перестройка” изрядно подкосила финансирование военных проектов, но даже тогда сделано было немало. К декабрю 1991 года были изготовлены кессон крыла из никелевого сплава, элементы фюзеляжа, криогенные топливные баки и композитные топливопроводы. Заметим, что американцы застряли со своим Х-30 лишь на попытке постройки секции фюзеляжа из титанового сплава. Если был не коллапс СССР проект Ту-2000 вполне мог быть реализован к 2000 году, но история рассудила иначе.

Так что же было дальше? Летом 1992 года рассекреченный проект Ту-2000 решили поставить на коммерческую основу (другого выхода у “туполевцев” просто не оставалось), после чего макет МВКС был показан на выставке “Мосаэрошоу-92″ на стенде ОКБ им. А. Н. Туполева. Как обычно, высшим руководством России “пачками” раздавались обещания о “поднятии оборонного престижа” и т.д., но реально ничего делалось. В скором времени финансирование вообще прекратили и в настоящее время Ту-2000 считается “замороженным” проектом. Небольшая надежда на продолжение работ была в середине 1990-х гг. Тогда даже выполнили финансовые расчеты - в ценах 1995 года стоимость постройки одного Ту-2000 равнялась 450 млн.долларов при общих затратах на опытно-конструкторские разработки около 5,29 млрд.долларов. Стоимость каждого запуска ВКС оценивалась в 13,6 млн. долларов при темпе 20 пусков в год. Предполагалось также, что с момента начала необходимого финансирования НИОКР можно выполнить за 13-15 лет.

Как видим, проект был совсем не дешевым и потянуть его российская оборонка не смогла в принципе. Даже в 2010 году вопрос о возобновлении работ по Ту-2000 не поднимался. Справедливости ради отметим, что проект NASP X-30, столь рекламируемый в середине 1980-х гг., через несколько лет “заглох” и в 1992 году его финансирование тоже прекратили. Окончательное решение о закрытии программы X-30 было принято годом позже.

Практически все работы, связанные с авиационно-космической тематикой, в ОКБ А.Н.Туполева были свернуты в начале 60-х годов. Вновь к этой тематике ОКБ возвращается в 70-ые годы, когда в СССР начинаются перспективные работы над авиационными воздушно-космическими системами на базе одноступенчатых орбитальных самолетов. Это принципиально новое направление, родившееся на стыке авиационной, ракетной и космической техники, интенсивно разрабатывается начиная с середины 70-х годов ведущими аэрокосмическими фирмами мира. По замыслам разработчиков, реализация столь сложной и масштабной программы создания подобного воздушно-космического самолета (ВКС) должна позволить не только создать принципиально новый класс летательных аппаратов, способных экономически и экологически эффективно решать многие проблемы военного и гражданского характера, но и даст возможность освоить перспективные технологии, которые будут определять во многом уровень передовых отраслей ведущих стран в XXI веке.

Увеличение частоты запусков ракетно-космических систем и дальнейший их рост в перспективе ставит перед разработчиками ряд экономических и экологических проблем и ограничений. Необходимо снизить стоимость вывода полезной нагрузки на орбиту, прекратить засорение ближнего космоса отработанными частями ракетоносителей, значительно уменьшить или даже ликвидировать территории, отчуждаемые для падения отработанных ступеней. Большое значение имеет обеспечение гарантированной частоты запусков, снижение стоимости и сложности наземного комплекса, а также гибкости базирования.

Обеспечить все эти весьма противоречивые требования можно в случае создания и широкого использования одноступенчатых воздушно-космических летательных аппаратов горизонтального взлета и посадки многоразового использования. Наиболее важным фактором для улучшения экономических показателей является возможность эксплуатации ВКС подобно самолету, что позволит значительно сократить количество наземного обслуживающего персонала и исключить сложные элементы наземного комплекса (системы вертикальной сборки, стартовые площадки, специальные мероприятия и помещения для хранения блоков первых ступеней и т.д.). Значительно сокращаются затраты на оперативное техническое обслуживание (за счет сокращения времени на подготовку к повторному вылету), что приближает ВКС по характеристикам эксплуатационной технологичности к существующим тяжелым самолетам.

Одноступенчатым ВКС целесообразно решать все задачи, связанные с выведением грузов малой и средней размерности на относительно низкие орбиты. Эксплуатационная гибкость подобного ВКС позволяет один и тот же летательный аппарат использовать для выполнения практически любого из возможных заданий с помощью системы сменных модулей.

В 1968-1971 годах в ОКБ А.Н.Туполева в проработке находилось несколько технических предложений по ВКС с горизонтальным стартом и посадкой. Взлетная масса летательных аппаратов, согласно проектов, достигала 300 тонн. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД на тепловыделяющих элементах с использованием ЯСУ, в качестве рабочего тела - водород. Рассматривались варианты многоэтапного вывода полезных нагрузок с ВКС, находящихся на орбите вокруг Земли, на межпланетные орбиты с использованием ионных и плазменных маршевых двигателей. В тот период основное внимание ОКБ было сосредоточено на СПС-1 и многорежимных тяжелых боевых самолетах. На развертывание крупномасштабных и дорогостоящих исследовательских работ по одноступенчатым ВКС не было ни средств, ни свободных необходимых научно-технических и людских ресурсов, кроме того, до первых успехов в американской программе по «Шатлу» военные не проявляли особого интереса к проектам отечественных ВКС, делая традиционно ставку в оборонных космических программах на традиционные ракетно-космические системы. Поэтому все эти оригинальные предложения ОКБ не вышли из стадии эмбрионального состояния.

С началом работ на Западе по одноступенчатым ВКС, работы по данной тематике оживились и в СССР. К середине 80-х годов совместно с ЦАГИ, ОКБ Н.Д.Кузнецова, с другими предприятиями и организациями отечественного ВПК ОКБ подготовило ряд конкретных технических предложений по созданию авиационно-космической системы на базе одноступенчатого орбитального самолета с маршевой и корректирующей силовыми установками на основе ЖРД, с наземным или воздушным стартом с тяжелых самолетов-носителей.

Следующим этапом в создании одноступенчатого ВКС в ОКБ стало начало проектирования летательного аппарата с маршевой силовой установкой, построенной на комбинации двигателей принципиально различного типа (ТРД + ПВРД + ЖРД). За прошедшие годы ОКБ удалось накопить большой научно-технический и технологический материал, дающий возможность перейти к практической реализации проекта одноступенчатого ВКС. По теме одноступенчатого орбитального ВКС ОКБ за эти годы подготовило несколько проектов, отличавшихся различными техническими решениями в части компоновки летательного аппарата и его силовой установки. Одним из последних проектов стал проект, получивший обозначение самолет «2000» или Ту-2000 с комбинированной силовой установкой (ТРД + ШПВРД + ЖРД).

Ответом на разработку США трансатмосферного X-30 (NASP) стали постановления правительства СССР от 27 января и 19 июля 1986 о создании эквивалента. 1 сентября Министерство обороны выпустило техническое задание на одноступенчатый многоразовый воздушно-космический самолет (МВКС). МВКС должен был обеспечить эффективную и экономичную доставку на околоземную орбиту; обеспечить высокоскоростную трансатмосферную межконтинентальную транспортировку, и решение военные задач как в атмосфере, так и в ближнем космическом пространстве. Из представленных ОКБ Туполева, ОКБ Яковлева и НПО «Энергия» проектов одобрение получил Ту-2000.

Исследования, проведенные в ОКБ по проблеме создания одноступенчатого ВКС, дают основание утверждать, что одноступенчатый ВКС способен стать реальностью, если решить, в частности, проблемы существенного повышения экономичности силовой установки и значительно поднять относительный запас топлива на взлете летательного аппарата.

По мнению ОКБ, на сегодняшний день, существенно повысить экономичность силовой установки можно, используя в качестве окислителя кислород воздуха, то есть применяя ВРД. Единственным типом ВРД, который можно использовать при гиперзвуковых скоростях полета, на которые рассчитывается ВКС, является ПВРД. В свою очередь, использование ПВРД требует выполнения полета в атмосфере с высокими скоростными напорами для ограничения габаритов и массы силовой установки. Высокие скоростные и тепловые нагрузки конструкции летательного аппарата требуют увеличения массы пустого аппарата. Это увеличение целесообразно лишь тогда, когда существенно снижается общая масса бортового запаса топлива. Использование в качестве окислителя атмосферного воздуха позволяет уменьшить секундный расход топлива, однако существенное снижение общей массы ВКС может быть достигнуто только при условии работы ПВРД в широком диапазоне чисел М полета (широкодиапазонный ПВРД - ШПВРД). Это дает существенную разность между уменьшением массы топлива и увеличением массы конструкции, связанным с использованием ПВРД, и обеспечивает выигрыш в относительной массе полезной нагрузки. Другим определяющим условием реализации одноступенчатого ВКС является использование в качестве топлива жидкого водорода. Уникальное сочетание высокой массовой теплотворной способности и высокой удельной теплоемкости позволяют создать более легкие и компактные двигатели с требуемым удельным расходом топлива. Одновременно использование хладоресурса жидкого водорода дает возможность спроектировать достаточно легкую охлаждаемую конструкцию планера и воздухозаборника, а также обеспечивать необходимые температурные режимы бортовых систем и оборудования. Применение ПВРД требуют большую часть разгонной траектории до орбитальной скорости выполнять в плотных слоях атмосферы, что вызывает сильный кинетический нагрев конструкции, особенно передних кромок крыла, воздухозаборника, носка фюзеляжа и всей нижней поверхности ВКС. Расчеты, проведенные в ОКБ, показали, что без применения жидкого водорода в качестве охлаждающего хладоагента не удается обеспечить нормальный температурный режим конструкции планера, самих ПВРД, оборудования, а также обеспечить нормальные условия для экипажа, грузов, в том числе и специальных, а в перспективе для пассажиров.

В связи с низкой плотностью жидкого водорода ведутся исследования по созданию технологии производства и хранения на борту ЛА переохлажденного (шугообразного) водорода.

Из условий применения на ВКС основной разгонной силовой установки на базе ПВРД для него наиболее рационально применение комбинированной силовой установки, включающей экономичные ТРД, работающие в диапазоне скоростей, соответствующих диапазону М=0-2,5, ПВРД (ШПВРД), обеспечивающих разгон до М=20-25, и ЖРД для доразгона до орбитальной скорости и маневрирования на орбите.

Для того, чтобы одноступенчатый ВКС был конкурентоспособен в сравнении с другими транспортными ракетно-космическими средствами, при его проектировании необходимо обеспечить выполнение ряда требований к летным характеристикам. ВКС должен обладать способностью совершать взлеты и посадки со стандартных взлетно-посадочных полос длиною до 3000 м, совершать полеты с разворотом на дозвуковой скорости после взлета для выхода в заданную точку начала разгона и перед посадкой для захода на заданный аэродром, осуществлять перелеты для изменения аэродрома базирования, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту, выполнять неоднократные орбитальные маневры, выполнять автономный орбитальный полет продолжительностью до суток, выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями, выполнять торможение со снижением при возвращении с орбиты, в процессе разгона до орбитальных параметров и в процессе снижения выполнять маневрирование для прохода заданной трассы и выхода на заданную орбиту и заданный аэродром, изменять плоскость орбитального полета.

Из-за сложности решения комплекса научно-технических, технологических и эксплуатационных проблем создания одноступенчатого ВКС в ходе проектирования решено было, что целесообразно практические работы начать с постройки и испытаний экспериментального ВКС несколько меньшей размерности, чем окончательный вариант. На этом летательном аппарате будут проверены в реальных условиях полета новые концепции и технические решения, заложенные в аэродинамическую схему, силовую установку, конструкцию и теплозащиту планера, самолетных систем, двигателей и оборудования. Необходимость создания экспериментального ВКС обусловлена, кроме всего прочего, отсутствием условий натурного моделирования на наземных установках при числах М=6...8 явлений аэротермодинамики, процессов горения в двигательной установке, процессов нагрева конструкции.

Принципиальная новизна разрабатываемого ВКС, неопределенность в характере внешних воздействий на него, отсутствие в настоящее время проверенных технических решений по ряду направлений, а также необходимого набора конструкционных материалов и полуфабрикатов обуславливают необходимость поэтапной разработки и испытаний экспериментального ВКС. Поэтому вся программа по созданию экспериментального ВСК была разбита на два этапа: создание экспериментального гиперзвукового самолета ЭГС с максимальной скоростью полета до М=5..6 и создание экспериментального ВКС - прототипа одноступенчатого многоразового ВКС, обеспечивающего проведение летного эксперимента во всей области полетов, вплоть до выхода в космос. В настоящее время в ОКБ определились по основным техническим решениям ВКС второго этапа (создание летательного аппарата по первому этапу укладывается в рамки глубокой модернизации одного из существующих сверхзвуковых летательных аппаратов). M.Wade утверждает, что на втором этапе помимо МВКС намечалось создать варианты космического бомбардировщика Ту-2000Б и пассажирского гиперзвукового самолета. Ту-2000Б проектировался как двухместный бомбардировщик с дальностью 10000 км и взлетным весом 350 тонн. Шесть двигателей с питанием на жидком водороде должны были обеспечить скорость М=6 на высоте в 30 км. Возможно, это отголоски работ по проекту «360».

До приостановки работ в 1992, для Ту-2000 были изготовлены: кессон крыла из никелевого сплав, элементы фюзеляжа, криогенные топливные баки и композитные топливопроводы. ЭГС должен был использовать турбопрямоточные двигатели с переменным циклом, использующие метан или жидкий водород.

По данным специалистов АНТК им. А.Н.Туполева, НИОКР можно выполнить за 13-15 лет с начала необходимого финансирования. В ценах 1995 г. стоимость постройки ВКС (при затратах на ОКР 5,29 млрд. долл.) будет около 480 млн.дол. Предполагаемая цена запуска - 13,6 млн.дол. (при темпе 20 пусков в год).

Макет самолета Ту-2000 был показан на выставке «Мосаэрошоу-92» на стенде ОКБ им.А.Н.Туполева.

В настоящее время в ОКБ продолжаются исследовательские и экспериментальные работы по программе создания ВКС Ту-2000.

Для отработки ГПВРД на жидком водороде должна использоваться ГЛЛ «Игла».

ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ. Для ВКС принята аэродинамическая схема "бесхвостка", все элементы ВКС конструктивно интегрированы вокруг силовой установки, состоящей из четырех ТРД, находящихся в хвостовой части, основного разгонного ШПВРД, расположенного под фюзеляжем в задней его части, и двух ЖРД для маневрирования в космическом пространстве, установленных между ТРД. ВКС имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения, большую роль в создании подъемной силы берет на себя фюзеляж с плоской нижней поверхностью. Органы управления традиционные для данной схемы ЛА: элевоны на крыле и руль поворота на киле. Основной двигатель - ШПВРД включает в себя воздухозаборник внешне-внутреннего сжатия, регулируемые камеры сгорания с косым срезом и многоканальную систему подачи топлива. Основной разгонный режим выполняется на ШПВРД. Воздушные каналы ТРД после достижения скорости М=2..2,5 и начала работы ШПВРД закрываются заслонками, которые в открытом состоянии образуют входное устройство воздухозаборника ТРД.

Особенностью конструкции ВКС является интегральное решение во взаимной компоновке планера и силовой установки, особенностью касающейся ШПВРД. Нижняя поверхность фюзеляжа выполняет функции: обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ШПВРД, является верхней поверхностью замкнутой камеры внутреннего сжатия воздуха и сгорания топлива, служит верхней профилированной поверхностью сопла с косым срезом.

Фюзеляж ВКС большого размера, в основном занят топливными баками с жидким водородом. В носовой част» фюзеляжа расположена кабина экипажа на двух членов экипажа. Система автоматического спасения экипажа обеспечивает спасение от земли до максимальных высот. Носовая часть вместе с кабиной отделяемая и прорабатывалась в двух вариантах: с отделяемой и спасаемой на парашюте кабиной экипажа и катапультируемыми креслами самолетного типа. На экспериментальном ВКС будут использоваться катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части и кабины экипажа.

За кабиной экипажа находится технический отсек радиоэлектронного оборудования, в этот же отсек убирается передняя стойка шасси. Средняя и задняя части фюзеляжа заняты топливным баком с жидким водородом. Для питания ЖРД окислителем в хвостовой части фюзеляжа установлен кислородный бак. Все двигатели в качестве горючего используют жидкий водород из единой топливной системы.

Шасси ВКС нормальной трехточечной схемы с носовым колесом: передняя стойка со спаренными колесами малого диметра с высоким давлением в пневматиках колес, основные стойки - одноколесные, убираются в фюзеляж в отсеки в районе крыла.

Экспериментальный ВКС второго этапа согласно предварительных расчетов ОКБ должен иметь взлетную массу в пределах 70-90 тонн, запас жидкого водорода - 30 тонн и жидкого кислорода - 5 тонн. В окончательном варианте взлетная масса ВКС увеличится до 210-280 тонн. Подобный аппарат будет доставлять на околоземную орбиту 200-400 км полезный груз в 6-10 тонн. Компоновочно он будет повторять экспериментальный ВКС, но в отличие от него, на нем планируется, устанавливать более мощный ШПВРД, число ТРД увеличить до 6, как и на экспериментальном ВКС - два ЖРД.

Источник -

17 февраля 1976г. ЦК КПСС и Совет министров СССР приняли постановление No132-51 «О создании многоразовой космической системы в составе разгонной ступени, орбитального самолета, межорбитального буксира-корабля, комплекса управления системой, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплексов и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой до 200 км полезных грузов массой до 30 т и возвращения с орбиты грузов массой до 20 т».

Другими словами, речь шла о создании «Бурана». Космический самолет «Буран» и по настоящее время вызывает бурные дискуссии, но большинством специалистов признается, что технически это был совершенный проект. Однако мало кому известно, что куда более перспективной альтернативой «Бурана», способной сделать качественный скачок в развитии мировой космонавтики был воздушно-космический атомный самолет В.М. Мясищева М-19 с ядерным двигателем на борту. Создание этого космического самолета могло изменить ход мировой истории…

В 1966г. было восстановлено, хотя и в более скромном варианте, КБ Мясищева. Владимир Михайлович сразу же развил бурную деятельность, предложив целый ряд самолетов короткого и вертикального взлета, самолет-перехватчик высотных аэростатов. Одной из задач, стоявшей перед Мясищевым, была разработка воздушно-космического самолета.

В рамках многоплановой темы «Холод-2» в 1974 г. на ЭМЗ была разработана комплексная программа, которая предусматривала выполнение работ сразу по нескольким направлениям одновременно. Выполнение работ проводилось под шифром тема «19» и предусматривало следующее:
1. Тема 19-1. Создание летающей лаборатории с силовой установкой на жидком водородном топливе, отработка технологии работ с криогенным топливом;
2. Тема 19-2. Проектно-конструкторские работы по определению облика гиперзвукового самолета;
3. Тема 19-3. Проектно-конструкторские работы по определению облика перспективного ВКС;
4. Тема 19-4; 9-5. Проектно-конструкторские работы по определению облика альтернативных вариантов ВКС с ядерной двигательной установкой.
В программе явно просматривался поэтапный подход и систематизация в разработке будущего ВКС. Работы по перспективному ВКС проводились на предприятии под индексом М-19.

При непосредственном руководстве Генерального конструктора В.М.Мясищева, работы по теме «19» воглавил заместитель Генерального конструктора, начальник проектного комплекса, ближайший соратник Мясищева - А.Д.Тохунц. Ведущим конструктором по теме был назначен И.3.Плюснин. У истоков идеи перспективного ВКС М-19 с комбинированной силовой установкой стояли ближайшие подвижники В.М.Мясищева - сотрудники проектного комплекса: начальник отдела аэродинамики А.А.Брук и начальник отдела силовых установок Н.Д.Барышов. Проектно-конструкторские проработки проводились в отделе проектов под руководством начальника отдела проектов И.С.Говора ведущими специалистами А.Н.Уразовым, В.А.Петровым и многими другими. Комбинированную силовую установку с ядерным реактором разрабатывал Генеральный конструктор Куйбышевского моторостроительного завода Н.Д.Кузнецов.
О работах того периода вспоминает А.Д.Тохунц:
«Когда в начале 70-х годов всем стало ясно, что создание в США МТКС «Спейс-Шаттл» - это реальность, а не очередной миф, во что очень хотелось верить руководству страны, так как все понимали, какими затратами это ляжет на экономику всей страны, Минавиапром в числе многих других предприятий стал все больше привлекать ЭМЗ к работам по космической тематике. Результатом этих работ явился проект воздушно-космического самолета с горизонтальным взлетом и посадкой, размерность которого должна была обеспечить выведение такого же полезного груза (30 т), какой был заявлен для американской МТКС «Спейс Шаттл».
Первоначально Владимир Михайлович отнесся к идее ВКС скептически. Ход его рассуждений был прост. Вес конструкции обычной ракеты, как известно, составляет всего несколько процентов от стартового веса (примерно 7-8 %), в то время как вес конструкции самолета, даже хорошего в весовом отношении (Владимир Михайлович приводил в качестве примера сверхзвуковой стратегический бомбардировщик ВВС США В-58 «Хастлер») составляет примерно 30% от взлетного веса (и это без учета теплозащиты, ЖРД и т. п. будущего ВКС).

Возникает естественный вопрос - какой же эффективностью должна обладать силовая установка этого ВКС, чтобы вывести такую тяжелую конструкцию в космос? На поиски ответа на этот вопрос ушло примерно полгода.
По результатам предварительной проработки проекта ВКС Владимиру Михайловичу был предоставлен солидный отчет, который он «изучал» около месяца никак его не комментируя.
И вот однажды утром, помнится это было в начале весны, Владимир Михайлович вызвал меня и спросил как о чем-то совершенно обыденном:
- А где же план-график работ по ВКС?
После этого мне стало ясно - наши доказательства реальности заявляемых характеристик проекта ВКС Генеральным приняты, и можно срочно начинать работу. В связи с этим уместно вспомнить пословицу: «Медленно запрягает, но быстро едет». План-график всех этапов создания ВКС был составлен очень оперативно. Для развертывания работ была задействована обширная кооперация со смежниками. Как то раз, рассматривая график работ по ВКС, Владимир Михайлович заметил:
- Эта тема, видимо, станет моей «лебединой песней», окончания ее я конечно, не застану, но ведь очень важно пойти в правильном направлении.

В тот же период был сформирован проект технического задания на будущий ВКС, где определялись основные технические характеристики и требования к будущему аппарату. Эти требования, в частности, предусматривали то, что М-19 мог использоваться:
- как основа для перспективной многоразовой транспортной космической системы многоцелевого применения в интересах народного хозяйства и науки;
- как составной элемент перспективных систем космического оружия;
- как составной элемент перспективных космических средств обеспечения и ведения военных действий на театрах военных действий на земле.
Применение ВКС М-19 в качестве транспортного средства позволяло решать следующие задачи:
- доставка и смена экипажей на орбитальных станциях;
- материально-техническое снабжение орбитальных объектов;
- возвращение грузов на Землю;
- аварийное спасение экипажей;
- доставка и смена отдельных блоков орбитальных станций;
- транспортировка космических аппаратов в космосе с опорных орбит на рабочие и наоборот;
- проведение на орбите профилактических и регламентных работ, выполнение ремонтных и восстановительных работ и др.;
- проведение военно-научных исследований и экспериментов в космосе.

С самого начала проект М-19 рассматривался как одноступенчатый ВКС с горизонтальными взлетом и посадкой (по-самолетному). Благодаря многоразовости ВКС, все перечисленные задачи должны были выполняться более эффективно, чем обычными средствами. Эта эффективность выражалась в возможности периодической доставки на орбиту различных объектов и грузов одним и тем же аппаратом с восполнением лишь необходимого запаса горючего и расходуемых запасов спецгазов и спецжидкостей.
Разрабатывая проект отечественного ВКС, проектантам важно было учитывать одно безусловное обстоятельство, которое заключалось в том, что для получения в условиях СССР транспортной системы, обладающей, как минимум, такими же энергетическими и транспортными характеристиками как американская «Space Shuttle», отечественная система должна была быть даже более совершенной, чем американская. Это было обусловлено тем, что точки старта в СССР имели менее благоприятное географическое положение, чем у американцев, (это, в первую очередь, наличие жестких ограничений на азимуты пусков, необходимость в отчуждении огромных территорий по направлению пусков ракет, ограничения мест пуска по широте), а также усугублялось уже имеющимся отставанием СССР от США в этой области. Создание подобной системы в СССР явилось бы наиболее крупным качественным шагом в развитии авиационно-космической науки и техники, который следовало рассматривать как важнейшую общегосударственную задачу на конец 70-х начало 80-х годов.

Проведенный анализ возможных сроков создания подобной МТКС показывал, что при условии принятия решения о начале работ и выделении необходимых финансовых средств, а также выполнения единой общегосударственной координации всех работ можно было обеспечить её создание уже в 1986-1987 гг.
Учитывая высокий риск и сложность создания подобной системы программа создания МТКС носила поэтапный характер.
Для ускорения сроков создания многоразовой космической системы в СССР на первом этапе прототип ВКС мог бы использоваться в качестве гиперзвукового бомбардировщика со скоростями полета М~6,0 на высотах до Н~30 км и с дальностью полета порядка 10000 км. или в качестве самолета-разгонщика на жидком водородном топливе, способного выводить на опорную орбиту орбитальную ступень весом до 40 т.

Если сравнивать потенциальные возможности проектируемого ВКС М-19 с американской МТКС типа «Space Shuttle», то принципиально новыми и отличительными качествами нашего аппарата являлись:
- в первую очередь возможность всеазимутального запуска с максимальным сокращением площади отчуждаемых земель (для СССР с учетом географического положения места существующего старта эта проблема приобретала первостепенное значение);
- возможность самостоятельного возврата к месту старта и самостоятельного перебазирования на другие площадки базирования;
- получение высокой степени надежности (на уровне больших самолетных систем, достигаемой за счет авиационных принципов эксплуатации: опробование двигателей перед стартом, создание ремонтно-пригодных агрегатов, использование встроенных систем автоконтроля и др.);
- высокая экономическая эффективность, обусловленная меньшими эксплуатационными расходами, снижением затрат на средства поиска, спасения, транспортировку отдельных ступеней и т. п., снижением затрат на аренду отчуждаемых земель, высвобождением значительных производственных мощностей, необходимых для воспроизводства одноразовых ракет-носителей и т. п.
- расширение технических возможностей за счет увеличения типов возможных орбит различного наклонения; значительно большей автономности системы (отсутствие разделяемых ступеней, самостоятельные взлет, «осадка, перебазирование).
- высокие маневренные характеристики ВКС, обеспечивающие возможность погружения в атмосферу до высот Н=50-б0 км с обратным выходом на орбиту.

Использование ВКС с комбинированной ядерной двигательной установкой потенциально обеспечивало неограниченные возможности интенсивного освоения как околоземного космического пространства, включая удаленные геостационарные орбиты, так и области удаленного космоса, в том числе Луну и окололунное пространство. Энергетика бортовой ядерной установки обеспечивала автономное длительное пребывание и свободное маневрирование в космосе. Наличие на борту ВКС ядерной установки, позволяло бы также использовать ее в качестве мощного энергетического узла для обеспечения функционирования новых типов космического оружия (лучевое, пучковое оружие, средства воздействия на климатические условия и т. п.). От таких перспектив захватывало дух и это была поистине фантастика.
Если систематизировать возможные области применения ВКС с ядерной двигательной установкой, то получалась довольно многообещающая картина.
1. В научных целях:
- изучение околоземного космического пространства;
- проведение научных экспериментов в прикладных целях;
- медико-биологические исследования;
- изучение планет и дальнего космоса.
2. В интересах народного хозяйства:
- создание космических служб, обеспечивающих связь, навигацию, экологический мониторинг, метеопрогноз и т. п.;
- создание космического комплекса новых промышленных технологий.
3. В интересах обороноспособности:
-техническая основа создания космического рода войск, для боевого использования, космической разведки, транспортного обеспечения на орбите.

При взлетной массе 500 т., ВКС М-19 должен был выводить на опорную орбиту с наклонением 57,3° полезную нагрузку массой порядка 30 т. Создание подобного проекта одноступенчатого ВКС базировалось на реализации следующих физико-технических принципов:
- использование бортового ядерного реактора;
- использование устройства для эффективной передачи тепла набегающему потоку;
- использование окружающей среды в качестве рабочего тела и окислителя (кислород из атмосферы);
- использование водорода в качестве бортового запаса горючего, рабочего тела и теплоносителя в контуре ЯРД;
- использование аэродинамической подъемной силы аппарата.
По предварительным оценкам, выполненным на начальном этапе работ, рациональное использование этих принципов позволяло:
- снизить почти в два раза потребный коэффициент заполнения топливом, составляющий в существующих ракето-носителях более 90% от стартового веса;
- исключить размещение запаса окислителя (кислорода) на борту аппарата, составляющего более 60% от стартового веса РН «Сатурн-5»;
- уменьшить более чем в два раза потребную стартовую тяговооруженность;
- резко уменьшить (примерно в 50 раз) расход топлива на атмосферном участке выведения (до режимов полета Н~25км, М~4,0);
- уменьшить более чем в три раза (при одной и той же полезной нагрузке) стартовый вес аппарата, по сравнению с МТКС, использующей обычное химическое топливо.

Большой объем работ по данной тематике был проведен институтом теоретической и прикладной механики Сибирского отделения академии наук СССР (ИТПМ СО АН СССР). Проводились экспериментальные исследования аэродинамических характеристик моделей гиперзвуковых ЛА и ВКС с моделированием тракта ВРД. Исследовалась динамика разделения объектов и оценивалась интерференция при больших скоростях полета.
В части исследований характеристик силовой установки нового типа проводились расчетно-экспериментальные работы по изучению процессов смешения и горения в камерах сгорания ВРД в сверхзвуковом и гиперзвуковом потоках, проводились испытания моделей ГПВРД в аэродинамических трубах на скоростях, соответствующих числам М=3-12. Для оценки эффективности будущего ВКС были разработаны математические модели систем аппарата и комбинированной силовой установки с ЯРД.
По программе летных полунатурных испытаний, рассчитанной на период с 1980 по 1985 гг предусматривалось:
1) непосредственно по МВКС:
- изготовление и бросковые испытания крупномасштабной модели МВКС;
- изготовление аналога для отработки спуска с орбиты;
2) по силовой установке:
- создание летающей лаборатории для отработки ядерной силовой установки (ЯРД);
- создание летающей лаборатории для отработки ПВРД и ГПВРД с использованием ракет.
Разработка эскизного проекта и изготовление полнонатурного макета ВКС М-19 планировалось на период с 1980 по 1982 г. Рабочее проектирование - 1982-1984 гг. Изготовление, стендовые и летные испытания комбинированной силовой установки и систем МВКС - 1982-1986 гг.
Создание базы для запуска и эксплуатации МВКС - 1981-1987 гг. В этот же период предполагалось изготовление трех опытных образцов МВКС. И, наконец, вершиной всех работ многочисленных предприятий и организаций по созданию МВКС должны были стать летные испытания в период 1987-1988 гг. Такими виделись основные вехи комплексной программы создания принципиально нового МВКС. Несмотря на всю кажущуюся фантастичность заявленных характеристик и преимуществ многоразового одноступенчатого ВКС нового типа, всё это не было пустым прожектёрством.
Авторитет Генерального конструктора В.М.Мясищева и его многолетний опыт были гарантией того, что проект подобного ВКС может быть реализован. В это твердо верил он сам, и эта уверенность Генерального заряжала его окружение. Окружающие отмечали, что у В.М.Мясищева до последних дней жизни сохранилось несмотря ни на что, желание снова вести работу с размахом, который был у него при осуществлении программ создания тяжелых бомбардировщиков в 50-60-е годы в ОКБ-23 в Филях.
Темпы и размах работ по теме М-19 приобретали все более значительный характер, об этом красноречиво говорит хотя бы такой факт. Вспоминает заместитель Генерального конструктора А.А.Брук:
«Работы по теме продвинулись достаточно далеко, и дело дошло даже до того, что однажды В.М.Мясищев поручил мне начать прорабатывать вопрос о подготовке передачи производственной базы в Филях (бывшее ОКБ-23, где раньше работал В. М. Мясищев) и перепрофилирование ее под новые задачи ЭМЗ».
Можно было только удивляться тому, с какой энергией взялся В.М.Мясищев за организацию работ по теме М-19 .
Учитывая то, что ему к тому времени уже было за 70 лет, а сроки создания подобных систем оценивались периодом порядка 10-15 лет Владимир Михайлович, несмотря на явно долгосрочный характер работ, сам активно работал и увлекал своей энергией своих ближайших помощников. Невзирая на свой уже почтенный возраст, Генеральный сам ездил по смежникам, участвовал в многочисленных совещаниях, делал доклады по теме ВКС. Как высказывались участники и очевидцы событий тех лет, со стороны создавалось впечатление, что В. М. Мясищев словно заново родился, интересная перспективная работа, видимо, придавала ему сил и смысл жизни.
Памятна встреча Генерального конструктора В.М.Мясищева с президентом Академии наук А.П.Александровым, которая состоялась на совместном совещании в Академии наук в 1974 г. На совещании была представлена демонстрационная модель ВКС М-19 и обсуждался вопрос о возможности использования водорода и ядерной энергии. Академик А.П.Александров заявил, что наша страна заинтересована в расширении применения водорода в авиации и всячески поддерживает предлагаемое направление с применением ядерной энергии в авиации. Особо он отметил, что применение ядерной энергии в авиации потребует создания необходимой биологической защиты от радиации и обеспечения очень высокой безопасности ядерных реакторов при аварийных ситуациях и падении на землю. Насколько это серьезная проблема и что такое опасность ядерного заражения местности, весь мир узнал спустя много лет после произошедшей 26 апреля 1986 г. Чернобыльской катастрофы.
Резюмируя итоги той памятной встречи, А.П.Александров сказал, что в течение 10 лет может быть создан серийный (он сказал «деловой») образец комбинированной двигательной установки с ядерным реактором.
Теоретические вопросы создания реактора были ясны, оставались проблемы технической реализации. Это вселяло уверенность у разработчиков М-19 в правильности выбранного направления работ.
В свете событий тех лет, небезинтересна позиция Минавиапрома, вернее его министра - П.В.Дементьева по отношению к проекту М-19. Когда в начале 70-х годов стало ясно, что создание в США системы «Спейс Шаттл» реальность, в недрах Министерства обороны СССР появился (поддерживаемый Д.Ф.Устиновым) лозунг о необходимости адекватного ответа на вызов США. Начались проработки различных вариантов этого адекватного «ответа». Генеральным конструктором НПО «Энергия» (теперь это РКК «Энергия») был назначен академик В.П.Глушко, которым был предложен проект МТКС «Энергия-Буран», внешне очень похожий на американский МТКС «Спейс Шаттл». Организацией работ по МТКС «Энергия-Буран» предусматривалось подключение к работам по орбитальному кораблю «Буран» предприятий Минавиапрома.
Министр авиационной промышленности Дементьев был этим фактом очень озабочен, так как опасался, что такое подключение авиационных предприятий к работам со временем может привести к очередному поглощению части предприятий Минавиапрома ракетным Министерством Общего Машиностроения (MOM). Как говорится, за примерами далеко ходить было не надо, такое уже было в конце 50-х годов, когда Н.С.Хрущев, решив, что стратегическая авиация больше не нужна (так как есть ракеты) передал чать предприятий Минавиапрома (включая, в частности, и ОКБ В.М.Мясищева, завод им. Хруничева и ряд других) МОМ"у.
Открыто противодействовать началу работ по МТКС «Энергия-Буран» П. В. Дементьев не мог. Поэтому была избрана стратегия «затягивания», в соответствии с которой надо было не спешить копировать американцев (такое уже было с лунной программой), а рассмотреть различные альтернативные варианты, учесть экономические аспекты проблемы и прочее, и прочее...
Для этих целей проект М-19, по мнению Дементьева, вполне подходил. Поэтому первоначально он, хотя и дистанцировался от открытой поддержки проекта, не препятствовал активной деятельности В.М.Мясищева по продвижению проекта М-19.
В результате такой негласной поддержки проект М-19 широко рассматривался во многих высоких инстанциях, и в какой-то момент В.П.Глушко решил лично ознакомиться с проектом, который тогда находился у зам. министра обороны по вооружению Н.Н.Алексеева. Адьютант зам. министра подполковник Н.И.Графов свидетельствовал, что В.П.Глушко более четырех часов знакомился с проектом. Будучи сам хорошим двигателистом, В.П.Глушко резюмировал: «Ядерную двигательную установку быстро не создать!» В.М.Мясищев и сам понимал, что быстро такой проект не реализуешь, но он рассуждал так: создавать «Энергию-Буран», которая уже на пять лет отстает от «Спейс Шаттла», значит заведомо планировать отставание.
- Проблему, - говорил он, - надо брать за горло, а не за хвост. Иначе всегда будешь в хвосте. Пусть мы затратим на создание М-19 лишние 5 лет, зато потом будем намного впереди.

После принятия решения о создании МТКС «Энергия-Буран», разработка планера ВКС «Буран» поручалась вновь созданному в МАПе объединению «Молния», в которое ЭМЗ вместе с КБ «Буревестник» структурно входило в качестве подчиненного предприятия. В результате такой реорганизации ЭМЗ потеряло свою самостоятельность, а Генеральный конструктор В.М.Мясищев становился подчиненным Главного конструктора Г.Е.Лозино-Лозинского. Тематика работ ЭМЗ и их приоритеты становились прерогативой вышестоящего НПО «Молния», работы по теме М-19 постепенно стали сворачиваться, объемы проектно-конструкторских исследований с каждым годом уменьшались. Ставка была сделана на МТКС «Энергия-Буран», а ЭМЗ поручено участвовать в разработке модуля кабины ВКС «Буран» и его систем.
Отдельной большой работой предприятия становилось создание транспортного самолета-носителя ВМ-Т «Атлант», предназначенного для транспортировки элементов МТКС «Энергия-Буран».
После кончины Генерального конструктора В.М.Мясищева в октябре 1978 г. работы на ЭМЗ по теме М-19 в небольшом объеме еще продлились непродолжительное время и в 1980 г. были окончательно свернуты.

Если бы программа Мясищева была принята, то в конце 80-х мы обладали бы серийными образцами воздушно-космического самолета с ядерным двигателем. Именно при обсуждении этой программы в 1974 г. академик А.П. Александров заявил, что серийный образец ядерного двигателя с требуемыми характеристиками можно сделать за 10 лет!

Всего десяток атомных самолетов М-19 смог бы обеспечить весь грузопоток «Земля – ближний космос» до середины XXI в. Орбитальные станции и спутники при подобной транспортной системе были бы существенно масштабнее, функциональнее, а себестоимость выводимого на орбиту груза была бы существенно меньше. Военные возможности Советского Союза с М-19 выросли бы на порядки. Это решение действительно стало бы «асимметричным ответом» заокеанским авторам “стратегической оборонной инициативы”. К сожалению, руководство думало о другом (не исключено, что данный проект заблокировали вполне сознательно, не в первый раз предав интересы Родины). Данный проект решал целый комплекс задач: создание атомного сверхзвукового самолета, гиперзвукового самолета на криогенном топливе, воздушно-космический самолета и космического корабля с двигателем на основе ядерного реактора! Проект Буран», к сожалению, решал только одну из этих задач и являлся “симметричным” ответом США. Результат такого ответа известен: проект оказался никому не нужным, и на фоне распадающейся страны поставил под вопрос существование отрасли вообще. Атомный самолет М-19 же остался ждать своего часа…

ВКС М-19 был выполнен по аэродинамической схеме «несущий корпус». Корпус аппарата имел треугольную форму в плане с углом стреловидности по передней кромке 75°. Такая стреловидность была выбрана из условия сохранения высоких несущих свойств аппарата при малом сопротивлении и аэродинамическом нагреве передних кромок на больших скоростях полета. Носовая часть корпуса имела эллиптические поперечные сечения с соотношением полуосей 1/4.
Миделевое сечение располагалось в точке перехода носовой части корпуса в кормовую, на расстоянии 0,67 длины корпуса от носка. Конфигурация ВКС, выполненного по схеме «несущий корпус», обеспечивала достаточно высокий уровень аэродинамических характеристик. Так, например, аэродинамическое качество на дозвуке составляло величину порядка -7,0, а на гиперзвуке около 3,0, что подтверждалось экспериментальными исследованиями в ЦАГИ.
Проведенные исследования по определению оптимального облика крылатых космических аппаратов, совершающих горизонтальные взлет и посадку «по-самолетному», показали, что наиболее приемлемой формой многорежимного ВКС, летающего на до-, сверх- и гиперзвуковых скоростях в условиях интенсивного нагрева является форма типа «несущий корпус».
Придание ВКС такой формы обеспечивало ему следующие преимущества:
- хорошие маневренные возможности;
- малые перегрузки при спуске в атмосфере;
- устойчивость полета на гиперзвуковых скоростях;
- малое отношение поверхности аппарата к его объему;
- наличие больших внутренних полезных объемов;
- умеренные требования к тепловой защите.
Аэродинамическая подъемная сила ВКС создавалась крылом небольшой площади, стреловидные консоли которого располагались по бокам кормовой части корпуса, передним горизонтальным оперением и непосредственно самим несущим корпусом аппарата.
Приемлемые характеристики устойчивости и управляемости во всем диапазоне скоростей полета на ВКС М-19 обеспечивалось использованием так называемого верньерного управления в продольном канале. При такой схеме управления наряду с элевонами на крыле используются малые аэродинамические поверхности, расположенные в носовой части корпуса и имеющие большое плечо приложения силы относительно ЦТ аппарата.
Верньерные поверхности работали при больших, а основные поверхности крыла работали при малых значениях скоростного напора.
Вертикальное оперение было выполнено двухкилевым, разнесенным по ширине кормовой части корпуса, для уменьшения эффекта «затенения» при полете на больших углах атаки.
Геометрические параметры поверхностей стабилизации и управления выбирались с учетом минимальных волновых потерь и приемлемых характеристик аэродинамического нагрева.
Носовая часть и передние кромки корпуса, крыла и оперения были затуплены с целью уменьшения аэродинамических тепловых нагрузок при больших скоростях полета.
Как известно, важным показателем эффективности ВКС является его маневренность, то есть способность менять параметры своего движения. Для космического аппарата это прежде всего маневрирование на орбите как по высоте орбиты, так и по боковому маневру (посадка в стороне от плоскости орбиты). Имея достаточное аэродинамическое качество, ВКС М-19 был способен выполнять маневрирование на орбите с так называемым «погружением» в атмосферу до высот порядка 50-60 км.
Расчетами также было показано, что для КЛА, имеющих аэродинамическое качество около 3,0, при изменении плоскости орбиты на 90° аэродинамический маневр становится гораздо выгоднее (~ в 3 раза) чем орбитальный.
Днище несущего корпуса было выполнено плоским для образования так называемого «плато поджатия» перед входом в воздухозаборники двигателей, расположенных по корпусом аппарата. На нижней части корпуса аппарата располагалась мотогондола воздушно-реактивной силовой установки, скомпонованной по схеме «пакет» и обеспечивающей полет аппарата в атмосфере на всех скоростях.
Компоновка двигателей на нижней части корпуса в единый «пакет» обеспечивало благоприятные условия работы двигателей при различных углах атаки.
Использование предварительного поджатия сверхзвукового потока перед входом в двигатели позволяло уменьшить потребные размеры воздухозаборников, вес и соответственно теплозащиту единой мотогондолы.
В хвостовой части аппарата располагалось сопло ЯРД, непосредственно связанное с бортовым ядерным реактором. На атмосферном участке траектории полета, с целью снижения аэродинамического сопротивления, сопло было закрыто сбрасываемым каплевидным обтекателем.
Шасси аппарата трехстоечное с носовым управляемым колесом. Тележки основных стоек шасси шести колесные убирались в ниши корпуса аппарата, расположенные в местах сопряжения корпуса с консолями крыла.
Рабочие помещения для экипажа были оборудованы в носовой части корпуса аппарата и включали в себя саму кабину, бытовой отсек и шлюзовую камеру. Кабина экипажа имела остекление, аналогичное самолетному, что обеспечивало необходимый обзор при взлете и посадке ВКС. В зависимости от выполняемых задач и типа полезной нагрузки количество членов экипажа ВКС могло составлять от трех до семи человек
Шлюзовая камера располагалась за задней гермоперегородкой кабины и была предназначена как для выхода космонавтов в открытый космос, так и для обеспечения доступа в грузовой отсек. Стыковочное устройство располагалось на верхней поверхности носовой части для обеспечения визуального наблюдения за стыковочными операциями на орбите.

Для размещения полезной нагрузки в корпусе аппарата был предусмотрен достаточно большой грузовой отсек, закрываемый герметичными створками. Размеры грузового отсека 4,0x20,0x4,0 м позволяли разместить различные полезные нагрузки массой до 40 т. Крепление полезной нагрузки в грузовом отсеке обеспечивалось дистанционно управляемыми электромеханическими замками. Для выполнения на орбите операций погрузки и разгрузки в грузовом отсеке были предусмотрены дистанционные электромеханические манипуляторы.
Водородные баки были вкладными и не входили в силовую конструкцию корпуса аппарата. Для максимального использования всех внутренних объемов в корпусе аппарата топливные водородные баки были выполнены по так называемой «сиамской» схеме, когда форма сечения топливных баков была образована несколькими пересекающими окружностями. Такая схема обеспечивала оптимальное соотношение параметров конструкции баков, таких как: вес - прочность - коэффициент использования полезного объема. Для гашения колебаний жидкого водородного топлива в топливных баках были предусмотрены перфорированные демпфирующие перегородки.
Конструкция планера ВКС включала в себя: непосредственно сам корпус (фюзеляж), состоящий из переднего, центрального и хвостового отсеков, консоли крыла, двухкилевое вертикальное и переднее горизонтальное оперение, мотогондолу воздушно-реактивной силовой установки и водородные баки.
Силовая конструкция корпуса должна была быть выполнена в основном из алюминиевых сплавов, защищаемых многоразовым теплоизолирующим покрытием на наружной поверхности.
Передний отсек корпуса состоял из двух половин, между которыми располагался герметичный модуль кабины экипажа. Остекление кабины экипажа предполагалось выполнить из трехслойных панелей, аналогично иллюминаторам космических кораблей.
Средний и хвостовой отсеки предполагалось сделать ферменно-балочной конструкции с обшивкой из алюминиевого проката.
Теплозащита ВКС от аэродинамического нагрева на атмосферных участках выведения и спуска выполнялись по типу «холодной» конструкции, то есть силовые элементы конструкции были рассчитаны на нормальные температурные условия работы, а высокие температуры от кинетического нагрева воспринимались внешним теплоизолирующим покрытием. Тип внешней теплозащиты определялся условиями полета аппарата в атмосфере, его аэродинамической формой и т. д. Как показывали расчеты, максимальная температура на передних кромках корпуса, крыла и оперения могла достигать 19200°К. С учетом температурного «портрета» аппарата в разных местах его конструкции предполагалось использование различных теплоизолирующих материалов. В наиболее теплонагруженных местах предполагалось использовать материал на основе углерода с противоокислительным покрытием, состоящим из углеродных волокон и матрицы из того же материала с покрытием из карбида кремния.
Верхняя поверхность корпуса, нагреваемая до 5900°К, должна была защищаться плитками ~500x500 мм высокотемпературной многоразовой изоляции, состоящей из волокон чистого плавленого кварца. Наружная поверхность плиток защищалась плавленым боросиликатным покрытием, обеспечивающим необходимое соотношение между количеством поглощаемого и испускаемого излучения. Для менее нагреваемых частей корпуса предполагалось использование низкотемпературной многоразовой теплоизоляции в виде аналогичных плиток, отличающихся только типом покрытия и их толщиной.
В состав основных систем ВКС входили:
1. Система жизнеобеспечения, включающая подсистемы регенерации атмосферы, обеспечения жизнедеятельности экипажа, терморегулирования, обеспечение работы шлюзовой камеры.
2. Бортовое электронное оборудование, обеспечивающее навигацию и управление полетом, отработку полетных данных, связь, индикацию и контроль, измерение параметров подсистем, распределение электроэнергии и др.
3. Система управления полетом.
4. Система бортового электропитания, при этом источниками энергии на борту ВКС были как батареи топливных кислородно-водородных элементов, так и сам бортовой ядерный реактор.
5. Гидросистема, состоящая из четырех независимых подсистем с высокой степенью резервирования.
6. Система вспомогательных силовых установок, состоящая из двигателей орбитального маневрирования и двигателей газодинамического управления ориентацией ВКС.
7. Система орбитального маневрирования, состоящая из двух блоков, располагалась в хвостовой части корпуса ВКС. В состав каждого блока входил ЖРД, шар-баллон с гелием для подачи компонентов топлива. Для стабилизации и ориентации ВКС во время орбитального полета предусматривалась система ориентации, состоящая из блоков небольших двухкомпонентных ЖРД.
При возникновении аварийных ситуаций предусматривались следующие схемы возвращения аппарата на землю: непосредственное возвращение по штатной схеме или один виток вокруг земли по суборбитальной траектории, выход на низковысотную орбиту и вход в атмосферу по типовой программе. В случае экстренной необходимости, для спасения экипажа на любом участке полета предусматривалось отделение спасаемой капсулы с кабиной экипажа и спасение ее на парашюте.
Наличие на борту ВКС М-19 ядерного реактора предполагало безусловное выполнение соответствующих мероприятий по обеспечению радиационной безопасности, в том числе:
- создание круговой радиационной защиты вокруг реактора и установка радиационного экрана за кабиной экипажа;
- предотвращение разрушения оболочки реактора в случае аварии за счет создания специальной амортизационной системы (способной проглотить энергию при ударе о землю) и средств защиты реактора от прогорания;
- применение в конструкции комбинированной силовой установки теплообменника, предотвращающего прямой выброс из двигателя продуктов распада в атмосферу в виде радиоактивной газовой струи.
Вопросы радиационной безопасности применения ЯРД становились на первый план при реализации проекта. Хорошо известно, какими бедами может сопровождаться радиационное заражение окружающей среды для человека. Заражение радиоактивными продуктами может угрожать здоровью и жизни людей в течение даже многих тысячелетий. Так, например, период полураспада «плутония 239» составляет 24 тысячи лет а «цезия 137» - 33 года.
Что касается обеспечения радиационной защиты и безопасности при разрушении корпуса реактора в катастрофических ситуациях, то в СССР и за рубежом проводились подобные исследования. В частности, в качестве конструктивного решения на М-19 предлагалось использовать пластически-деформируемую оболочку, устанавливаемую вокруг корпуса ядерного реактора. Сам корпус реактора также изготавливался из пластичного высокопрочного материала. По расчетам пластическая деформация как самого корпуса реактора, так и его оболочки должны были обеспечить поглощение энергии удара при скоростях столкновения до 300 м/с.

Основным проблемным вопросом создания ВКС М-19 было создание комбинированной силовой установки. На ней, как на главной идее, строилась концепция всего проекта.
Схема силовой установки носила элементы новизны, и главное, с чем справились разработчики, это то, что был предложен специальный агрегат (теплообменник), благодаря которому радиоактивный контур был полностью изолирован, что исключало радиационное заражение атмосферы при включении двигателя у земли. Кстати, идея подобной комбинированной силовой установки была запатентована, среди авторов изобретения были: В.М.Мясищев, Н.Д.Кузнецов, Н.Д.Барышов, А.А.Брук, М.А.Борчев, О.В.Гурко, И.М.Яцунский, А.Б.Чернышев.
Комбинированная двигательная установка включала в себя:
- маршевый ядерный ракетный двигатель (ЯРД) включая ядерный реактор с радиационной защитой;
- десять двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРДФ) с теплообменниками во внутреннем и наружном контурах и с форсажной камерой;
- гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД);
- два турбокомпрессора для обеспечения прокачки водорода через теплообменники ДТРДФ;
- распределительный узел с турбонасосными агрегатами, теплообменниками и вентилями трубопроводов, системы регулирования подачи топлива.
В качестве топлива для ДТРДФ и ГПВРД использовался водород, он же являлся и рабочим телом в замкнутом контуре ЯРД. Комбинированная двигательная установка ВКС М-19 предполагала поэтапное включение различных типов двигателей в зависимости от режима полета.
Работа комбинированной силовой установки ВКС регламентировалась оптимальными режимами работы на всех фазах полета и предусматривала следующие режимы:
1. Режим «взлет» и «начальный разгон» до скоростей, соответствующих числам М=2,5-2,7 на высотах 12-15 км.
На этом режиме работает ДТРДФ с подогревом воздуха перед турбиной от замкнутого контура с реактором при включенной форсажной камере.
2. Режим полета «разгон», соответствующий скоростям М=2,7-5,0 на высотах ~ 15 км.
На этом режиме работают только ДТРДФ в режиме авторотации с подогревом воздуха на входе в форсажную камеру от замкнутого контура с реактором при включенной форсажной камере.
В диапазоне скоростей, соответствующих числам М=3,5-4,5 к ДТРДФ подключаются ГПВРД, которые обеспечивают разгон аппарата до условий полета: высота -50 км, скорость М~16,0.

Только по достижении заданных высокоскоростных параметров происходит включение ЯРД. В этих условиях отстреливается хвостовой обтекатель и заглушка горловины сопла маршевого ЯРД, включается ЯРД.
На режимах полета с работающим воздушно-реактивным контуром мощность реактора могла изменяться в пределах 2100-4000 МВт.
Тяга силовой установки на режиме ЯРД (Н~50 км, М=1б,0) должна была составлять около 280-300 тс, при эффективной мощности ядерного реактора порядка N~14800-15600 МВт.
Исследуя концепцию ВКС с комбинированной ядерной установкой, разработчики прекрасно понимали, какие проблемы и трудности стоят на пути создания подобной системы. В том числе, одной из них было создание новых конструкционных материалов, и особенно проблематичным было получение материалов для создания активной зоны реактора и теплообменников. Так, например, максимальная температура воздуха перед турбиной ДТРДФ составляла 1600°К, а максимальная температура центрального тепловыделяющего элемента реактора доходила до 3300°К. В связи с этим рассматривался вопрос использования для изготовления теплообменников специального молибденового сплава, конструкции из которого для предотвращения интенсивного окисления имели специальное защитное покрытие.
В качестве входного устройства силовой установки был выбран регулируемый многорежимный двухскачковый воздухозаборник. При полетах на гиперзвуковых скоростях воздухозаборники переключались на гиперзвуковой режим путем изменения площади горла и углов стенок каналов воздухозаборников за счет поворотных плоских рамп.
Необходимо отметить, что при расчетах характеристик двигателя на турбопрямоточном, ракетно-прямоточном и гиперзвуковом режимах полета использовались результаты экспериментальных исследований, проведенных в ЦИАМ, ЦАГИ и ИТПМ СО АН СССР.

По материалам сайтов testpilot.ru, objectiv-x.ru

Недавно командующий космическими войсками России генерал-лейтенант Олег Остапенко заявил о том, что у нас ведутся работы по созданию беспилотного космического самолёта многоразового использования. Это подтвердил главком ВВС генерал-полковник Александр Зелин : «Естественно, ведутся. Мы не можем быть в обозе. Есть разработки, есть понимание, как это делать, есть технические решения ».

Нужно сразу подчеркнуть, что эти заявления были сделаны сразу после возвращения на землю американского беспилотного космического корабля X-37B, который провёл на околоземной орбите 225 суток. При этом задачи полёта и ход их решения были глубоко засекречены спецслужбами США. Так что трудно сказать, чего больше в высказываниях российских военачальников: блефа или реальной информации?

Вначале была «Спираль»

Тема космического самолёта, конечно, засекречена не только у американцев, но и у нас. Но кое-что просачивается в открытую печать и общие контуры проблемы можно вполне очертить.

Однозначно известно, что в советское время в работах по созданию космического самолета мы поначалу были впереди США. В 1965 году всё, что связано с «крылатой космонавтикой», было поручено ОКБ-155 А.И.Микояна. Тема по созданию воздушно-орбитального самолета (ВОС) получила индекс «Спираль» . Мало кто знает, что одним из руководителей проекта был космонавт № 2 Герман Титов. Впоследствии он рассказал мне в одном из своих последних интервью некоторые подробности.

Воздушно-орбитальный самолёт (ВОС) состоял из гиперзвукового самолёта-разгонщика (ГСР) и военного орбитального самолета (ОС) с ракетным ускорителем. Старт системы предусматривался горизонтальный, с использованием разгонной тележки, отрыв происходил на скорости 380-400 км/ч. После набора с помощью двигателей ГСР необходимых скорости и высоты происходило отделение орбитального самолета и дальнейший разгон осуществлялся с помощью ракетных двигателей двухступенчатого ускорителя, работающих на фторо-водородном топливе.

При этом орбитальный самолёт был пилотируемым (одноместным). Предусматривалось его использование в вариантах фоторазведчика, радиолокационного разведчика, перехватчика космических целей или ударного самолёта с ракетой класса «космос-земля» . Вес самолёта во всех вариантах составлял 8800 кг, включая 500 кг боевой нагрузки в вариантах разведчика и перехватчика и 2000 кг у ударного самолета. Диапазон опорных орбит составлял 130 — 150 км.

«Почему же эта программа не была завершена?» – спросил я у Титова. Он ответил так:

Первый раз «Спираль» зачахла в 1970 году. Потому что военное руководство не поняло тогда перспективы развития этой темы. Потом Артём Иванович Микоян, так сказать, вдохновитель и разработчик этой темы, умер, а вместе с ним — и тема «Спираль». Позже, когда узнали, что американцы работают над системой «Шаттл», руководство возмутилось: почему у них есть, а у нас нет?

Срочно начались работы по «Бурану». Вернулись к «Спирали». Использовали эту схему для отработки вопросов аэродинамики и термодинамики. Произвели четыре запуска на орбиту по гагаринской схеме одновиткового полета . «Спираль» показала очень хорошие характеристики. Однако в дальнейшем разработчики пошли по пути «списывания» — перерисовали схему «Шаттла» и «создали» «Буран». В конце концов, и он был загублен из-за недостатка финансирования.

США вырвались вперед

В результате реформ в России (и, в частности, в нашей армии) мы потеряли преимущества в развитии космического самолётостроения. Вперед вырвались США. В 1999 году NASA совместно с компанией Boeing начали программу создания космического самолета X-37B .

Стоимость разработки экспериментального космолёта составила 173 миллионов долларов. Космолет создан с такими характеристиками :
— взлётный вес 4 989 кг,
— масса полезного груза 900 кг,
— время пребывания в космосе до 270 дней.

Первый тестовый полёт - испытание путём сбрасывания, был совершён 7 апреля 2006 года. А 22 апреля 2010 года X-37B ушел в первый боевой полет. Боевой — в данном случае не метафора. Некоторые эксперты высказывают предположение, что за 225 суток, проведенные в космосе, космолет провел реальные пуски боевого оружия. Именно в это время был сбит российский военный спутник, что официально объяснили возможным попаданием в него метеорита.

С X-37B даже связывают предполагаемое испытание над Россией нового климатического оружия – небывалая жара и засуха лета 2010 года . До сих пор руководство ВВС США не публикует никаких подробностей о целях и задачах полета X-37B. Принимая во внимание достаточный объем грузового отсека космического аппарата, можно предположить, что X-37B способен нести любую разведывательную аппаратуру и, безусловно, некоторые системы вооружения.

Наблюдения, сделанные с помощью оптической аппаратуры, подтверждают высокую маневренность аппарата : за все время его нахождения на орбите было произведено четыре резких изменения траектории движении. Таким образом, аппарат может использоваться для перехвата и захвата вражеских спутников. Несмотря на столь явную боевую ориентацию аппарата X-37B, американские военные продолжают настаивать на том, что он является всего лишь летающей в космосе лабораторией.

3 декабря 2010 года Х-37В вернулся на Землю после семи месяцев полета. Посадка в автоматическом режиме была осуществлена на взлетно-посадочную полосу базы ВВС США Ванденберг, расположенную северо-западнее Лос-Анджелеса (штат Калифорния). В ходе пребывания на орбите X-37B получил семь повреждений обшивки, по официальной версии, в результате столкновения с космическим мусором.

4 марта 2011 года космолёт США вновь отправился на боевую службу в космос . Программа полёта и стоимость проекта опять засекречены. В печати зато появилось сообщение о том, что ВВС США дали компании Boeing заказ на изготовление второго образца X-37B, который будет готов в 2011 году и, вероятно, тут же полетит на орбиту.

Российский ответ

Что может противопоставить Россия, если не считать словесных «страшилок» командующего космическими войсками и главкома ВВС РФ?
Недавно в прессе появилось сообщение о том, что в Центральном аэрогидродинамическом институте (ЦАГИ) состоялись исследования аэрокосмического комплекса, предназначенного для межконтинентальных перелётов со скоростью, близкой к первой космической – около 20 тысяч км/ч. Как сообщает пресс-служба ЦАГИ, система состоит из дозвукового самолета-носителя и воздушно-космического самолета (ВКС) с жидкостным ракетным двигателем.

При дальности 16-17 тысяч км время полёта воздушно-космического самолёта проходит в три стадии :
— активное выведение на орбиту
— космический полёт с околоорбитальной скоростью
— планирование в атмосфере.

Причём этот перелёт не займет больше чем 50 минут.

В качестве самолёта-носителя могут использоваться Ил-76МФ и Ил-96-400Т . Именно транспортный самолёт должен поднять основной разгоняемый модуль на большую высоту. После этого воздушно-космический самолёт самостоятельно выберется на орбиту, наберет скорость до 20 тысяч километров в час, а потом спланирует в атмосфере к нужной цели.

Ранее ЦАГИ провёл системный анализ различных вариантов многоразовой ракетно-космической системы (МРКС 1).

Высота полёта 90 километров, скорость 20 тысяч километров в час, дальность полёта 16-17 тысяч км – таковы рабочие параметры разрабатываемого в ЦАГИ авиационного монстра .

МРКС-1 представляет собой частично многоразовую ракету-носитель вертикального старта на основе крылатой многоразовой первой ступени, выполненной по самолетной схеме и возвращаемой в район старта для горизонтальной посадки на аэродром 1-го класса, и на основе одноразовых вторых ступеней и разгонных блоков. Крылатый многоразовый блок первой ступени оснащается маршевыми жидкостными ракетными двигателями многоразового использования.

Зарубежные аналитики высоко оценивают возможности российского ВПК в этом отношении: технических причин, которые не позволяли бы России вслед за Америкой создать беспилотный орбитальный самолет, не существует.

«Основным российским технологиям, необходимым для этого, уже полстолетия , — считает американский эксперт по космосу Джим Оберг. — Русские экспериментировали с крылатыми космическими кораблями с 1960-х годов и даже вывели прототип на орбиту, но сегодня они ослаблены реформами. Поэтому всё зависит от политической воли руководства страны и вооруженными силами ».
А эта проблема, пожалуй, посложней технической, но будем надеяться, что и она преодолима.

/Сергей Турченко, svpressa.ru и buran.ru /

Таинственный космический самолет, управляемый ВВС США, завершил свой 600-й день на орбите, но мы до сих пор так и не узнали, что он на самом деле там делает.

Что известно о космическом самолете?

Космический самолет Boeing X-37B, который также называется Orbital Test Vehicle, был запущен 20 мая 2015 года с мыса Канаверал во Флориде. Это четвертая миссия в программе и вторая для этого транспортного средства. Предыдущая миссия в программе длилась 675 дней, с 11 декабря 2012 года по 17 октября 2014-го.

Несмотря на то что космические аппараты программы в общей сложности провели почти 2000 дней на орбите, цель космического самолета остается загадочной. X-37B представляет собой небольшой аппарат, 8,8 м в длину. Он также имеет грузовой отсек и может использовать роботизированную руку.

Самолет запускается вертикально ракетой и приземляется в горизонтальном положении на взлетно-посадочной полосе. Он работает на солнечных батареях, благодаря которым может оставаться на орбите так долго, путешествуя на скорости 28 тысяч км/ч.

Мы знаем о некоторых полезных задачах, которые этот космический аппарат осуществляет на орбите. Для этого аппарата, как известно, НАСА использовало ионный двигатель малой тяги. Но общая цель космического самолета до сих пор не ясна.

Теории

Согласно одной из теорий, самолет испытывает двигатели малой тяги на низкой орбите (примерно 320 км), с целью размещения там разведывательных спутников в будущем, чтобы получить изображения Земли с более высоким разрешением. Или же он уже может выполнять разведку.

Согласно данным веб-сайта ВВС США, первичные цели X-37B являются двойными: испытание многоразовых технологий космических аппаратов и операционные эксперименты, результаты которых могут быть возвращены на Землю для исследований. Но многие считают, что космический аппарат может служить и другим целям.

Во всяком случае, очень здорово, что на орбите существуют рабочие космические самолеты. Даже если мы никогда не узнаем, в чем заключается их миссия.

Енвд